Деталь газотурбинного двигателя, содержащая защитное керамическое покрытие, способ изготовления и применения такой детали - RU2722376C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

В целом изобретение относится к области защитных покрытий деталей, работающих в высокотемпературных средах. В частности, но не исключительно, изобретение применимо в тепловых барьерах для защиты деталей авиационных газовых турбин, изготовленных из суперсплавов.

Уровень техники

Детали, находящиеся в горячих частях авиационных газотурбинных двигателей, работающих в условиях пустыни или в очень загрязнённой среде, могут приходить в негодность из-за воздействия на них песка и щелочных элементов, находящихся в воздухе, поступающем в двигатель. Такие соединения, содержащие в себе, в частности, алюмосиликаты кальция и магния (обозначаемые также как “СMAS”), могут разрушать слой теплового барьера, покрывающий некоторые детали горячих частей газотурбинного двигателя.

Из механизмов разрушения теплового барьера, вызываемого жидкими алюмосиликатами кальция и магния, выделяют, в частности, проникновение жидких алюмосиликатов кальция и магния в слой теплового барьера и растворение/повторное осаждение слоя теплового барьера (состоящего обычно из керамики на основе стабилизированного иттрием двуоксида циркония «YSZ») в отдельных, обеднённых иттрием включениях двуоксида циркония. Эти оба механизма снижают механические свойства слоя теплового барьера и способны вызвать его растрескивание на стадиях охлаждения двигателя. Кроме того попадание внутрь твёрдых частиц, обусловленное явлениями эрозии слоя теплового барьера, который в этом случае выкрашивается и обнажает подстилающую подложку, снижает долговечность деталей.

Имеются решения, направленные на ограничение проникновения в слой теплового барьера алюмосиликатов кальция и магния. Можно указать, например, на применение защитного покрытия для теплового барьера на основе двуоксида циркония с добавкой гадолиния (именуемого, например, цирконатом гадолиния), или же на применение кремнезёма или оксида титана. Такие покрытия в результате взаимодействия с алюмосиликатами кальция и магния способствуют их осаждению и таким образом позволяют ограничить их проникновение в тепловой барьер. Однако эти покрытия обладают недостатком, проявляющемся в их расходовании, что делает необходимым постоянный технический уход и регулярный контроль за состоянием деталей.

Таким образом, присутствует необходимость в нанесении покрытия для защиты деталей от алюмосиликатов кальция и магния, характеризующееся повышенным сроком службы, в частности, в среде и условиях эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя.

Раскрытие сущности изобретения

Следовательно, основной целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков путём предложения детали газотурбинного двигателя, содержащей, по меньшей мере, подложку, при этом на подложке имеется керамическое покрытие для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, при этом керамическое покрытие содержит:

- Al₂O₃ (глинозём) при молярном содержании от 33 до 49%,

- Y₃Al₅O₁₂ (иттриево-алюминиевый гранат или YAG) при молярном содержании от 21 до 53% и

- стабилизированный иттрием двуоксид циркония (или Yttria Stabilized Zirconia, YSZ, флюоритная фаза) при молярном содержании от 13 до 31%.

Деталь с покрытием согласно изобретению примечательна составом керамического покрытия. Действительно такое керамическое покрытие обладает тем преимуществом, что оно создаёт защитный слой в результате реакции при контакте с алюмосиликатами кальция и магния при высокой температуре.

Авторами изобретения отмечено, что после использования детали в окислительной среде при температуре свыше 1000°С и при контакте с соединениями из алюмосиликатов кальция и магния (т.е. с соединениями с содержанием, в частности, оксидов кальция, магния, алюминия и кремния) в керамическом слое образуется на наружной поверхности (т.е. на поверхности покрытия с противоположенной стороны подложки) защитный слой. В этом защитном слое содержатся соединения в кристаллическом виде, такие, как шпинель (MgAl₂O₄), анортит (CaAlSi₂O₈) и гранат (смешанный оксид, в котором могут содержаться, в частности, элементы: Mg, Al, Si, Ca, Fe, Y). Кроме того авторы изобретения заметили, что такой защитный кристаллизованный слой не проницаем для алюмосиликатов кальция и магния. Другими словами, алюмосиликаты кальция и магния не проникают через защитный слой, образовавшийся на покрытии. Следовательно, такое покрытие защищает подстилающую подложку и повышает её срок службы.

Предпочтительно в керамическом покрытии содержатся:

- Al₂O₃ при молярном содержании от 37 до 45%,

- Y₃Al₅O₁₂ при молярном содержании от 29 до 45% и

- стабилизированный иттрием двуоксид циркония при молярном содержании от 17 до 27%.

Предпочтительно состав покрытия может соответствовать по существу составу эвтектического керамического материала: глинозём/иттриево-алюминиевый гранат/стабилизированный иттрием двуоксид циркония. Такая эвтектическая керамика характеризуется молярным содержанием: около 41% глинозёма, около 37% иттриево-алюминиевого граната и около 22% стабилизированного иттрием двуоксида циркония. Такой состав является оптимальным, так как эвтектика обладает трёхмерной чешуйчатой структурой, в частности, в том случае, когда её получают способом направленного затвердевания. Это эвтектическое керамическое покрытие сохраняет хорошими механические свойства при температурах, близких к температуре плавления.

Кроме того предпочтительно, чтобы толщина керамического покрытия составляла от 50 до 200 мкм, например, от 150 до 200 мкм.

Подложка может состоять из материала, выбранного из металлического суперсплава (например, на основе никеля), композитного материала с керамической матрицей.

Деталь может содержать дополнительно слой теплового барьера, расположенный между подложкой и керамическим покрытием. Этот слой теплового барьера может содержать, например, керамику на основе стабилизированного иттрием двуоксида циркония. В этом случае керамическое покрытие воспрепятствует проникновению алюмосиликатов кальция и магния внутрь слоя теплового барьера, исключая тем самым его разрушение и удлиняя срок службы.

Подложка может образовывать деталь авиационного газотурбинного двигателя, выбранную, например, из следующих деталей: турбинная лопатка, по меньшей мере, сегмент направляющего аппарата, по меньшей мере, сегмент кольца турбины.

Также целью изобретения является способ изготовления описанной выше детали газотурбинного двигателя, при этом способ включает в себя, по меньшей мере, один этап нанесения на подложку керамического покрытия, причём керамическое покрытие содержит:

- Al₂O₃ при молярном содержании от 33 до 49%,

- Y₃Al₅O₁₂ при молярном содержании от 21 до 53% и

- стабилизированный иттрием двуоксид циркония при молярном содержании от 13 до 31%.

Керамическое покрытие может быть образовано спеканием.

В качестве варианта керамическое покрытие может быть создано направленным затвердеванием. Например, керамическое покрытие может быть образовано нанесением смеси порошков иттрия, глинозёма и двуоксида циркония (или смеси порошков глинозёма, иттриево-алюминиевого граната и стабилизированного иттрием двуоксида циркония) на подложку и направленным затвердеванием при расплавлении лазером (при необходимости покрытие может наноситься в несколько приёмов). Данный способ обладает преимуществом образования керамического покрытия без наличия границ зёрен, благодаря чему дополнительно повышаются механические свойства.

Целью изобретения является, наконец, способ применения детали газотурбинного двигателя, такой, как описанная выше, включающий в себя этап применения детали при температуре свыше 1000°С в окислительной среде и в присутствии алюмосиликатов кальция и магния. Эти условия применения соответствуют по существу условиям окружающей среды, присущим для горячих частей авиационного газогенераторного двигателя в пустыне (в частности, в турбинах газотурбинного двигателя).

В частности, деталь может применяться при температуре свыше или равной 1300°С.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут понятны из приводимого ниже описания со ссылкой на приложенные чертежи, на которых показаны неограничивающие примеры осуществления.

На фиг. 1 и 2 показана на поверхность деталей газотурбинного двигателя согласно двум вариантам осуществления изобретения, увеличенные виды в разрезе.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 показан увеличенный вид в разрезе на поверхность детали 10 газотурбинного двигателя, содержащей подложку 11 с керамическим покрытием 12 для защиты от алюмосиликатов кальция и магния. Деталь 10 содержит в следующей последовательности: подложку 11, связующий слой 13, слой 14 теплового барьера и керамическое покрытие 12.

Согласно изобретению керамическое покрытие 12 содержит глинозём Al₂O₃ при молярном содержании от 33 до 49%, предпочтительно от 37 до 45%. Также керамическое покрытие 12 содержит иттриево-алюминиевый гранат Y₃Al₅O₁₂или YAG при молярном содержании от 21 до 53%, предпочтительно от 29 до 45%. Кроме того керамическое покрытие 12 содержит стабилизированный иттрием двуоксид циркония (YSZ) при молярном содержании от 13 до 31%, предпочтительно от 17 до 27%. Керамическое покрытие 12 может содержать только иттриево-алюминиевый гранат (YAG), глинозём и стабилизированный иттрием двуоксид циркония (YSZ). Другими словами, керамическое покрытие 12 не может содержать соединение, иное, чем иттриево-алюминиевый гранат (YAG), глинозём или стабилизированный иттрием двуоксид циркония (YSZ).

В качестве примера подложка 11 может содержать металлический суперсплав, т.е. суперсплав на основе никеля, или композитный материал с керамической матрицей.

В примере, показанном на фиг. 1, керамическое покрытие 12 непосредственно контактирует со слоем 14 теплового барьера и находится на поверхности этого слоя 14. Например, толщина е покрытия 12 может составлять от 50 до 200 мкм. Связующий слой 13 находится между подложкой 11 и слоем 14 теплового барьера и непосредственно с ними контактирует.

Как известно само по себе, слой 14 теплового барьера может содержать стабилизированный иттрием двуоксид циркония (YSZ), имеющий столбчатую структуру.

Связывающий слой 13, который сам по себе известен, позволяет обеспечить хорошее сцепление слоя 14 теплового барьера с подложкой 11. В более широком смысле, такой связывающий слой 13 обеспечивает хорошую механическую совместимость слоя 14 теплового барьера с подложкой 11, компенсируя, в частности, неодинаковое тепловое расширение, которое может существовать между материалами слоя 14 и подложки 11.

В том случае, когда подложка 11 содержит металлический суперсплав, связующий слой 13 может содержать, например, простой или модифицированный алюминид (например, NiCrAlY для подложки из суперсплава на основе никеля), который может частично окисляться, образую окисный слой (называемый также TGO (Thermally Grown Oxide: термически образованный оксид).

В том случае, когда в подложке 11 содержится композитный материал с керамической матрицей, в связывающем слое 13 может содержаться кремний.

В целом материал связующего слоя 13 может быть подобран с учётом подложки 11 и слоя 14 теплового барьера.

На фиг. 2 показан в увеличении вид в разрезе на поверхность детали 20 газотурбинного двигателя согласно другом варианту осуществления изобретения. В этом примере деталь 20 последовательно содержит: подложку 21, связующий слой 23 и керамическое покрытие 22. В отличие от примера на фиг. 1 в данном случае деталь 20 не содержит дополнительного слоя теплового барьера. Действительно в данном примере керамическое покрытие 22 выступает в роли теплового барьера, обеспечивающего защиту подложки 21.

Подложка 21, связующий слой 23 и керамическое покрытие 22 могут иметь характеристики, идентичные соответственно подложке 11, связующему слою 13 и керамическому покрытию 12 согласно примеру, показанному на фиг. 1. Тем не менее, возможно изменять толщину е керамического покрытия 22, например, увеличивая её по отношению к толщине в примере на фиг. 1.

В примере на фиг. 2 связующий слой 23 расположен между подложкой 21 и керамическим покрытием 22, непосредственно контактируя с ними. Как и для детали 10 на фиг. 1, материал для образования связующего слоя 23 может быть выбран с учётом материала подложки 21.

В приведённых примерах подложки 11, 21 деталей 10, 20 могут состоять из одной детали для авиационного газотурбинного двигателя, выбранной из лопатки турбины, по меньшей мере, одного сегмента направляющего аппарата, по меньшей мере, одного сегмента кольца турбины.

Само собой разумеется, что изобретение не ограничивается конфигурациями, описанными выше в сочетании с приведёнными примерами, и совершенно реально могут применяться и другие конфигурации деталей с керамическим покрытием в рамках настоящего изобретения.

Также предметом данного изобретения является способ изготовления детали 10, 20 согласно изобретению. Такой способ включает в себя, по меньшей мере, этап формирования керамического покрытия 12, 22, такого, как описанный выше, наносимого на подложку 11, 21 детали. Керамическое покрытие 12 может наноситься непосредственно на слой 14 теплового барьера, присутствующий на подложке 11, или, как вариант, непосредственно на связующий слой 23, содержащийся на подложке 21.

Керамическое покрытие 12, 22 может быть образовано спеканием композиции из порошков глинозёма, иттрия и двуоксида циркония в соответствующих количествах. Следует отметить, что в данном случае иттриево-алюминиевый гранат (YAG) и стабилизированный иттрием двуоксид циркония (YSZ) образуются на этапе спекания. Также можно непосредственно спекать смесь, состоящую из порошков глинозёма, иттриево-алюминиевого граната и стабилизированного иттрием двуоксида циркония.

В качестве варианта осуществления можно нанести керамическое покрытие 12, 22 способом направленного затвердевания, используя для этого лазерное плавление. Для этого можно нанести на подложку порошки глинозёма, иттрия и двуоксида циркония, произвести расплавление лазером слоя суспензии для получения керамического покрытия. Как и в случае со спеканием, в данном случае иттриево-алюминиевый гранат и стабилизированный иттрием двуоксид циркония формируются на этапе направленного затвердевания. Также можно непосредственно применить смесь из порошков глинозёма, иттриево-алюминиевого граната (YAG) и стабилизированного иттрием двуоксида циркония (YSZ).

Также предметом настоящего изобретения является способ применения детали 10, 20 по изобретению. Такой способ включает в себя этап применения детали 10, 20 при температуре свыше 1000°С в окислительной среде и в присутствии алюмосиликатов кальция и магния. Эти условия применения по существу соответствуют условиям окружающей среды, в которых используются горячие части авиационного газотурбинного двигателя в пустыне (в частности, в турбинах газотурбинного двигателя). В том случае, когда деталь 10, 20 согласно изобретению применяется в таких условиях керамическое покрытие 12, 22 образует в результате реакции с алюмосиликатами кальция и магния, с которыми оно приходит в контакт, защитное покрытие, непроницаемое для алюмосиликатов кальция и магния. Таким образом, подложка 11, 21 детали 10, 20 оказывается защищённой покрытием 12, 22 согласно изобретению.

Реферат

Изобретение относится к области защитных покрытий деталей, работающих в высокотемпературных средах, в частности, изобретение применимо в тепловых барьерах для защиты деталей авиационных газовых турбин, изготовленных из суперсплавов. Деталь газотурбинного двигателя с керамическим покрытием для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, при этом керамическое покрытие сформировано на подложке и содержит AlOпри молярном содержании от 33 до 49%, YAlOпри молярном содержании от 21 до 53% и стабилизированный иттрием диоксид циркония при молярном содержании от 13 до 31%. Способ изготовления упомянутой детали включает по меньшей мере один этап формирования вышеуказанного керамического покрытия на подложке. Применение упомянутой детали в качестве детали газотурбинного двигателя с керамическим покрытием, используемой при температуре свыше 1000°С в окислительной среде и в присутствии алюмосиликатов кальция и магния. Обеспечивается покрытие для защиты деталей от алюмосиликатов кальция и магния, характеризующееся повышенным сроком службы, в частности, в среде и условиях эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Формула